вращающийся по крену снаряд

Формула изобретения

1. Вращающийся по крену снаряд, содержащий оживальную часть корпуса, рулевые органы управления и расположенное на оживальной части перед органами управления устройство стабилизации, отличающийся тем, что в нем устройство стабилизации выполнено в виде продольных ребер равной длины, сформированных на наружной поверхности оживальной части корпуса снаряда и равномерно распределенных по длине окружности, при этом передний конец каждого ребра развернут относительно продольной оси снаряда в сторону его вращения на угол, определяемый соотношением угловой скорости вращения снаряда и его продольной скорости, а высота ребер превышает толщину пограничного слоя, обеспечивая гарантированный отрыв потока в плоскости поперечного обтекания.

2. Вращающийся по крену снаряд по п.1, отличающийся тем, что в нем ребра устройства стабилизации выполнены в количестве 4 - 8.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области оборонной техники, в частности к вращающимся на траектории по крену управляемым снарядам, выполненным по аэродинамической схеме "утка".

Известна система стабилизации оперенных снарядов при полете на траектории [1], имеющая каналы, предусмотренные в оперении и расположенные параллельно оси снаряда. Каналы сообщаются с атмосферой на концевых участках соответственно между стабилизаторами и сзади головки через отверстия.

Оперение, как правило, размещается на концевой части снаряда. Поэтому сброс набегающего потока воздуха, эжектируемого в каналы оперения через отверстия сзади головки, осуществляется, очевидно, в заднюю часть снаряда, уменьшая тем самым его донное сопротивление. Использование подобной системы стабилизации в оперенных снарядах с достаточно большим относительным удлинением фюзеляжа, где процент донного сопротивления в общем объеме лобового сопротивления невелик, представляется весьма проблематичным.

Известен также снаряд [2], который является прототипом предлагаемого изобретения. К передней части корпуса снаряда при помощи резьбового соединения крепится носик. Боковые поверхности корпуса снаряда и носика сопрягаются. В носике снаряда выполнено устройство, изменяющее поступление воздушного потока в пограничный слой на боковой поверхности снаряда. На передней части носика снаряда имеется воздухозаборное отверстие, по которому воздух поступает к соплу, расположенному внутри носика снаряда, а от него распределяется по воздуховодам, отходящим от сопла. Выходные отверстия воздуховодов расположены диаметрально противоположно одно другому.

Вдув набегающего потока воздуха в пограничный слой оживальной части турбулезирует поток по боковой поверхности, делая его более однородным. Все это снижает аэродинамическое сопротивление корпуса, что весьма эффективно для снарядов с большим относительным удлинением.

Однако, вследствие вращения снаряда по крену, в поперечной плоскости создается асимметричный режим обтекания, асимметричное распределение давления по боковой поверхности корпуса и, как результат этого, возникновение аэродинамических "перекрестных" сил и моментов, то есть боковых сил и моментов, по углу атаки снаряда при нулевом угле скольжения.

Распределение давления и картина течения в поперечной плоскости корпуса снаряда [3, раздел 7.3] соответствует обтеканию кругового цилиндра вязким потоком со скоростью, равной нормальной составляющей набегающего потока

U_n= U,

где U_b - нормальная составляющая скорости набегающего потока;

U - скорость набегающего потока;

- угол атаки,

и существенно зависят от числа Рейнольдса

Re = Ud/,

где d - диаметр поперечного сечения корпуса снаряда;

- коэффициент кинематической вязкости, для нормальных условий, = 1,46 10^-5 м²/с.

Вращающаяся боковая поверхность корпуса снаряда увлекает за собой прилегающий к ней пограничный слой, ускоряя течение или замедляя его в зависимости от направления движения боковой поверхности и основного потока. На движущейся в направлении потока боковой поверхности снаряда относительная составляющая скорости потока принимает величину:

U_отн= U_n+d/2,

а на противоположной стороне:

U_отн= U_n-d/2,

где - угловая скорость вращения снаряда по крену.

Таким образом, условия для отрыва потока с одной и другой стороны корпуса снаряда разные. В зависимости от числа Re и отношения величин (d/2) и (U) могут возникать различные режимы отрыва и, в соответствии с этим, различные величины боковых сил.

Задачей, решаемой данным изобретением, является уменьшение величины аэродинамических сил и моментов, возникающих на вращающемся по крену снаряде и способствующих индуцированию незатухающих колебаний снаряда по углу атаки, за счет выравнивания скорости поперечного потока с обеих сторон корпуса снаряда, что обеспечивает симметричное обтекание. Это достигается тем, что во вращающемся по крену снаряде, содержащем оживальную часть корпуса, рулевые органы управления и расположенное на оживальной части перед органами управления устройство стабилизации, устройство стабилизации выполнено в виде продольных ребер равной длины, сформированных на наружной поверхности оживальной части корпуса снаряда и равномерно распределенных по длине окружности, при этом передний конец каждого ребра развернут относительно продольной оси снаряда в сторону его вращения на угол, определяемый соотношением угловой скорости вращения снаряда и его продольной скорости, а высота ребер превышает толщину пограничного слоя, обеспечивая гарантированный отрыв потока в плоскости поперечного обтекания.

Оптимальным количеством ребер устройства стабилизации вращающегося по крену снаряда является 4-8.

Продольные ребра равной длины с высотой, превышающей толщину пограничного слоя, сформированные на наружной поверхности оживальной части корпуса снаряда и равномерно распределенные по длине окружности, фиксируют точку гарантированного отрыва поперечного потока. При этом за счет уменьшения взаимодействия основного потока с вращающейся боковой поверхностью, выравниваются скорости поперечного потока с обеих сторон корпуса снаряда, исключается возможность возникновения асимметричного распределения давления по боковой поверхности корпуса снаряда, что обеспечивает его симметричное обтекание.

Однако, если количество ребер устройства стабилизации менее четырех, отрыв будет происходить вне зоны максимального взаимодействия основного потока и вращающейся поверхностью, что не устраняет причину возникновения незатухающих колебаний. В случае, когда количество ребер устройства превышает восемь, картина поперечного обтекания корпуса с ребрами будет весьма схожа с обтеканием гладкого цилиндра. При этом, хотя отрывы потока и будут наблюдаться, эффективность их использования значительно снизится.

Разворот переднего конца каждого из ребер относительно продольной оси на угол, определяемый соотношением угловой скорости вращения снаряда и его продольной скорости, позволяет дополнительно скомпенсировать составляющую скорости потока от вращения снаряда (составляющая d/2).

Изобретение поясняется графическим материалом - фиг. 1, 2 и 3.

На фиг. 1 показан общий вид вращающегося по крену снаряда с устройством стабилизации, на фиг. 2 представлена схема скоростей набегающего потока при обтекании оживальной части снаряда и ребер его устройства стабилизации, на фиг. 3 - схема поперечного обтекания боковой поверхности корпуса снаряда в районе устройства стабилизации. Штрихпунктиром отмечено направление потока при поперечном обтекании корпуса снаряда.

Вращающийся по крену снаряд содержит рулевые органы управления 1, оживальную часть 2 корпуса и расположенное на оживальной части 2 перед рулевыми органами 1 устройство стабилизации. Устройство стабилизации выполнено в виде, например шести, продольных ребер 3, сформированных на наружной поверхности оживальной части 2 корпуса снаряда. Передний конец каждого из ребер 3 развернут в сторону вращения снаряда на угол , определяемый соотношением ( d/2):U (отношением угловой скорости вращения снаряда к его продольной скорости) и равный 1,5...2^o. При этом минимальная высота h ребер 3 относительно наружной поверхности оживальной части 2 подобрана из условия превышения толщины пограничного слоя в этой зоне, что обеспечивает гарантированный отрыв потока в плоскости поперечного обтекания.

При поперечном обтекании оживальной части 2 снаряда на ближайших к потоку ребрах 3 устройства стабилизации происходит гарантированный отрыв потока, снижая влияние на основной поток вращающейся боковой поверхности снаряда. Скорости поперечного потока с обеих сторон оживальной части 2 выравниваются, и устанавливается симметричное обтекание вращающегося снаряда.

При обтекании косо поставленных ребер 3 набегающий поток воздуха разворачивается на угол установки ребер . В результате этого, на каждом из ребер 3 возникают нормальные составляющие скорости потока U_n^*, действующие в поперечной плоскости против вращения снаряда, что дополнительно компенсирует составляющую скорости потока от вращения снаряда.

Таким образом, в зоне расположения ребер исключается возникновение "перекрестных" сил и моментов и, следовательно, уменьшается величина "перекрестных" моментов снаряда в целом. Введение ребер позволяет исключить возникновение незатухающих колебаний вращающегося снаряда и повысить его динамическую устойчивость.

Источники информации

1. Заявка Франции (FR) N 2350575, МКИ 5 F 42 В 12/00, 15/00, опубл. 6 января 1978 года - аналог.

2. Патент США (US) N 3995558, НКИ 102 - 92.4, опубл. 7 декабря 1976 года - прототип.

3. Аэродинамика ракет: в 2-х кн. Кн. 1. Пер. с англ. / Под ред. М. Хемша, Дж. Нильсена. - М.: Мир, 1989. - 426 с., ил.